Федеральная целевая программа «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года». Государственный заказчик Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)

По направлению «безопасность и система управления самолета МС-21» выполнены исследования по усовершенствованию законов системы дистанционного управления самолетом в части улучшения устойчивости и управляемости; ограничения предельных режимов; автоматической системы управления механизацией крыла; активного управления нагрузками. Проведены стендовые исследования по оценке устойчивости и управляемости самолёта при отказах сигналов информационно-измерительных систем. Предложен новый алгоритм увеличения тяги двигателей при выходе на режимы, близкие к сваливанию. На пилотажном стенде ПСПК-102 ЦАГИ проведены экспериментальные исследования управляемости самолета МС-21 с использованием активной боковой ручки фирмы MOOG, имеющей электрическую систему загрузки. Создана система визуализации внекабинного пространства для стенда отработки комплексной системы управления. Разработан проект макета гидросистемы и электросистемы самолета. По направлению «статическая прочность, ресурс, аэроупругие характеристики самолета МС-21» выбраны критерии разрушения и методики расчета для обоснования статической прочности элементов конструкций из композиционных материалов. Проведены расчетные параметрические исследования остаточной прочности образцов и подкрепленной панели с производственными и эксплуатационными повреждениями. Проведен расчетный анализ влияния температуры и влажности на характеристики прочности и деформативности элементов конструкций из КМ. Разработана методика подготовки и проведения статических испытаний натурных авиационных конструкций с помощью автоматизированных систем нагружения, алгоритмы первичной и вторичной обработки измерительной информации статических и тепловых испытаний натурных конструкций, их агрегатов и образцов из металлических и композиционных материалов. Разработана силовая схема стенда для проведения усталостных испытаний отсека цилиндрической части фюзеляжа. Предложен предварительный проект регламента технического обслуживания основных силовых элементов конструкции самолёта по условиям усталостной прочности и живучести, обеспечивающий соответствие пункту 25.1529 и Приложению Н Авиационных Правил. Уточнены характеристики аэроупругости и запасы аэроупругой устойчивости самолета МС-21 с комплексной системой управления (КСУ), дана оценка эффективности активной системы снижения нагрузок по усталостной повреждаемости агрегатов планера в условиях типовой эксплуатации. По направлению «экологическая безопасность самолета МС-21» проведены расчетно-экспериментальные параметрические исследования по определению облика системы шумоглушения для силовой установки самолетов МС-21-200 и МС-21-300 с двигателями типа ПД-14, включающие исследования различных комбинаций ЗПК и глушителей шума реактивной струи и сформированы соответствующие рекомендации. Проведено численное исследование основных параметров систем вентиляции пассажирского салона самолета МС-21. Рекомендован способ, позволяющий улучшить характеристики вентиляции салона самолета в зоне нахождения пассажиров. В числе указанных выше работ проведены расчетные исследования аэродинамической компоновки самолета МС-21 и разработано крыло 9У, разработана КД. Получены результаты расчетных исследований по отработке местной аэродинамики вертикальных законцовок крыла. Проведены экспериментальные исследования модели МС-21 в АДТ Т-102 с модифицированными предкрылками и закрылками. Определены аэродинамические характеристики модели в продольном и боковом каналах на взлетно-посадочных режимах полета, влияние геометрии предкрылков и углов отклонения предкрылков и закрылков на аэродинамические характеристики. Определены основные аэродинамические характеристики крыла во взлетно-посадочной конфигурации при их различных значениях. Определены параметры, являющиеся наиболее важными при отклонении элементов механизации. Проведены испытания новой аэродинамической модели самолета МС-21 с крылом 9/9М и фюзеляжем Ф21/Ф31 в АДТ Т-128. Проведены расчетные исследования по определению аэродинамических характеристик крейсерской конфигурации самолета МС-21. Исследованы особенности течения, связанные с интерференцией планера и силовой установки. Рассмотрены различные углы отклонения мотогонодолы от плоскости симметрии, выбрано наилучшее положение с точки зрения минимального сопротивления. Проведены исследования по совершенствованию аэродинамической компоновки ГО. Исследована возможность использования щелевого руля высоты для увеличения максимальной управляющей силы при отклонении руля. Проведены экспериментальные исследования модели самолёта МС–21 с механизированным крылом, с целью определения влияния типовых (больших, расчётных) форм льда на аэродинамические характеристики самолёта. Проведены также расчётные исследования влияния обледенения на аэродинамические характеристики самолёта МС – 21 для различных условий обледенения. Разработана конструкторская документация изолированного горизонтального оперения модели самолета МС-21 с рулями высоты повышенной эффективности для испытаний с целью оптимального выбора геометрических параметров руля высоты. Выполнен комплекс экспериментальных исследований нестационарных характеристик потока и нагрузок, действующих на большеразмерную полумодель сверхкритического крыла большого удлинения. Определены критические углы атаки, соответствующие началу бафтинга. Сформирована первая редакция банка аэродинамических характеристик самолетов МС-21-200 и МС-21-300 на крейсерских и взлетно-посадочных режимах на основе результатов испытаний предварительных моделей М1Ф2 и М1Ф3. Проведена серия расчётных исследований по определению параметров потока в окрестности предполагаемого места установки воздухозаборника ВСУ для нескольких вариантов геометрии самолёта МС-21. Определены зоны повышенного давления в крейсерском полете, наиболее благоприятные для размещения туннельных воздухозаборников ВСУ. Подготовлен банк исходных данных для выбора геометрических параметров воздухозаборника ВСУ и оценки его характеристик. Экспериментально исследованы аэродинамические характеристики модели самолета МС-21-200 при вращении на больших углах атаки. Разработан и изготовлен стенд для проведения скоростной видеосъемки свободно летающих моделей в АДТ Т-105. Разработана математическая модель аэродинамики самолета МС-21 на закритических углах атаки и выполнена ее апробация на примере модели самолета RRJ-95 и расчеты аэродинамических характеристик самолета МС-21-200 на закритических углах атаки. Проведены испытания модели самолета в аэродинамической трубе Т 105 и получены градуировочные характеристики при больших (штопорных) углах атаки и скольжения. Проведен анализ погрешностей измерения параметров потока в АДТ Т-106. Проведена доукомплектация измерительно-вычислительного комплекса ИВК М2 системы измерений параметров потока. Разработаны алгоритмы программного обеспечения системы измерения. Для калибровки тензовесов приобретена и освоена измерительная система MGCplus фирмы HBM (Германия). Разработаны программы сбора и обработки информации при калибровке тензовесов. Выполнены наладка и калибровка тензовесов В6-702, использующихся в АДТ Т-128 по программе испытаний моделей МС-21. Разработаны уточнённые версии банка аэродинамических характеристик самолёта МС-21-200/300. Определены с учётом влияния упругости конструкции несущие свойства, характеристики продольной устойчивости самолёта, эффективности стабилизатора и руля высоты. Выполнены экспериментальные исследования предварительной модели самолетов МС21-200/300. Получены предварительные результаты расчёта составляющих вредного сопротивления самолёта самолета МС-21-200 на крейсерском режиме полёта. Сформулированы рекомендации по его уменьшению. Разработано ТЗ на модель самолёта МС–21 для испытаний в АДТ Т–104. Проведены расчётные исследования влияния имитаторов льда на аэродинамические характеристики самолёта. Определены нагрузки и шарнирные моменты на секции воздушного тормоза. Спроектирована и изготовлена исполнительная модель изолированного воздухозаборника маршевой силовой установки. Построена математическая модель силовой установки в компоновке с планером самолета МС-21. Спроектированы и изготовлены модель воздухозаборника вспомогательной силовой установки, исполнительная модель воздухозаборника маршевой силовой установки. Разработаны рекомендации по алгоритмам системы измерения высотно-скоростных параметров полета самолета. Проведены экспериментальные исследования по визуализации течений на модели МС-21 на крейсерском и взлетно-посадочных режимах полета. Выполнен сравнительный анализ с весовыми испытаниями. Проведены параметрические расчетные исследования по оптимизации основных геометрических параметров крыла самолета МС-21-400. Выбраны рациональные значения площади крыла и основных параметров самолета. Разработана предварительная аэродинамическая компоновка крыла. Сформирован банк аэродинамических характеристик нулевого уровня самолета МС-21-400. Проведены расчетные исследования по оценке границы начала бафтинга в условиях натурного полета. Разработаны и созданы макеты основных элементов установки для исследования нестационарных аэродинамических характеристик самолета МС-21. Проведены расчётные исследования эффективности элеронов и интерцепторов. Проведен сравнительный многодисциплинарный анализ вариантов механизации крыла самолета МС-21, отличающихся числом звеньев закрылка и углами их отклонения. Расчеты обтекания механизированного крыла на базе численного решения уравнений Навье-Стокса с использованием четырех моделей турбулентности позволили для каждого из вариантов конструкции получить зависимость Cy=f() и значение Cymax, а также нагрузки на отдельные элементы механизации. Построены конечно-элементные модели рассматриваемых вариантов конструкции и получены формы и частоты собственных колебаний закрылка для оценки опасности возникновения бафтинга. Показано, что использование двухзвенного закрылка позволяет повысить Cymax крыла на посадочных режимах на величину до по сравнению с однощелевым закрылком Фаулера, а существенное различие собственных (~30Гц) и возбуждающих (~1,5–2Гц) частот колебаний позволяет избежать нежелательных явлений аэроупругости типа бафтинга на режимах полета вблизи с отклоненной механизацией. Проведены расчетные исследования по определению аэродинамических характеристик крейсерской конфигурации самолета МС-21. Показано, что установка зализа крыла с фюзеляжем ликвидирует отрыв на передней кромке крыла, возникающий при отсутствии зализа. Также рассмотрено влияние элементов компоновки на обтекание и эффективность горизонтального оперения. Указаны критические режимы, когда след за крылом влияет на обтекание горизонтального оперения. Проведены расчетные исследования по совершенствованию местной аэродинамики взлетно-посадочной механизации самолета МС-21-200. Определено влияние изменения профилировки закрылка на несущие характеристики сечений крыла. Предложен способ увеличения несущих характеристик механизированного сечения крыла путем модификации носовой части крыла в крейсерской конфигурации. Эффективность предложенной модификации подтверждена расчетами механизированных двумерных профилей. Данная модификация позволяет увеличить критический угол атаки сечения на ~6.5° с соответствующим увеличением несущих. Проведены экспериментальные исследования модели самолета МС-21 со взлетно-посадочной механизацией. Получены коэффициенты нормальных сил и моментов, действующих на корневые секции предкрылка и закрылка, на Г.О., элерон, рули высоты и направления. На основе результатов экспериментальных исследований модели самолета МС-21-200 в АДТ-128 подготовлены материалы по уточнению редакции банка аэродинамических характеристик, обеспечивающих отработку функциональных систем для взлетно-посадочных режимов. Уточнены величины эффективности предкрылка и закрылка, стабилизатора и руля высоты, руля направления, элеронов, интерцепторов, тормозных щитков. С учетом уточненных оценок аэродинамических и двигательных характеристик самолета МС-21-200/300 выполнены расчеты взлетно-посадочных и крейсерских характеристик. Получены данные, характеризующие влияние крейсерского качества и величины Суmax на ЛТХ и ВПХ. Разработана конструкторская документация и изготовлена исполнительная модель компоновочного воздухозаборника маршевой силовой установки для проведения экспериментальных исследований на взлётно-посадочных (АДТ-104) и крейсерских режимах (АДТ-128). Проведены испытания модели на взлетно-посадочных режимах самолета МС-21 в АДТ Т-104. Получены характеристики потока на входе в двигатель: коэффициент восстановления полного давления, параметр окружной неравномерности, параметр радиальной неравномерности, относительная амплитуда пульсаций полного давления, суммарный параметр неоднородности. Испытания выявили повышенную чувствительность рассмотренного варианта воздухозаборника к боковому ветру. Построена математическая модель силовой установки в компоновке с планером самолета МС-21 на основе официальной геометрии для проведения численных исследований аэродинамики маршевой силовой установки в компоновке с планером. Проведены параметрические расчеты обтекания планера в компоновке с моделью маршевой силовой установкой. Получены зависимости аэродинамических сил, действующих на компоновку, от тяги двигателя для крейсерского режима и для режимов, близких к крейсерскому. Определена тяга двигателя, необходимая для равномерного прямолинейного движения самолета на указанных режимах полета. Изучено влияние двигателя на локальную аэродинамику самолета. Рассчитаны поля коэффициента полного давления на крыле в зависимости от режима работы двигателя. Показано, что изменение этого режима в основном приводит к смещению скачка уплотнения на верхней поверхности крыла. Разработана методика выбора оптимальной геометрии пилона и расположения мотогондолы маршевой силовой установки под крылом самолета в условиях интерференции маршевой силовой установки с фюзеляжем и крылом на основании параметрических численных расчетов пространственного обтекания ЛА вязким газом с использованием осредненных по числу Рейнольдса уравнений Навье Стокса. Показано, что при вычислении интегральных характеристик самолета необходимо учитывать режим работы двигателя, который оказывает заметное влияние на поле течения вблизи места подвески мотогондолы. В качестве решающего критерия предложено на крейсерском режиме полета рассматривать прирост эффективного аэродинамического качества, при вычислении которого учитываются поправки на работающий двигатель. Предложенный способ позволил на основании относительно небольшого числа параметрических расчетов (N ~30) выбрать оптимальные значения углов установки мотогондолы и хвостовой части пилона, обеспечивающие увеличение целевой функции на 18.5%. При этом коэффициент лобового сопротивления ЛА, вычисленный с учетом работы двигателя, уменьшился на 0.0005, а коэффициент подъемной силы, вычисленный аналогичным образом увеличился на 0.0023. Проведены экспериментальные исследования попадания посторонних предметов в воздухозаборник самолёта МС-21 с двигателями PW1000G на режимах старта. Показано, что во всем диапазоне изменения суммарного расхода воздуха через воздухозаборник возникает вихреобразование, подброс частиц песка и крупных частиц с захватом их в воздухозаборник минимальная интенсивность вихреобразования наблюдается при расходе воздуха через модель ~2.0 кг/сек (~460 кг/сек), максимальная интенсивность наблюдается при ~2.9 кг/сек (~660 кг/сек), при <2.0 кг/сек количество песка, попавшего во внешний контур превышает количество песка попавшего во внутренний контур, при >2.0 кг/сек соотношение меняется на противоположное, максимальный вес частиц попавших в воздухозаборник может достигать 15.81 грамм (для натурных условий 1074 грамма). Проведены параметрические расчеты течения в окрестности воздухозаборника на максимальном для старта режиме работы двигателя вблизи поверхности земли на расстоянии, соответствующем стояночному положению самолета. Получены поля величины завихренности потока вблизи поверхности ВПП при различном направлении ветра и скорости движения самолета по ВПП. Определена минимальная скорость, при которой не происходит образования вихревой структуры перед воздухозаборником двигателя. Получены траектории движения частиц с поверхности аэродрома при условии их подброса вихрем для различных размеров частиц. Разработана методика определения вероятности попадания посторонних предметов в двигатель самолета. Разработана конструкторская документация для исполнительной модели двухконтурного сопла маршевой силовой установки самолета МС-21 в компоновке крыло+пилон+сопло для испытаний в АДТ ТПД-Тр ФГУП «ЦАГИ» в диапазоне чисел Маха набегающего потока М=00.9. Модель предназначена для проведения экспериментальных исследований по определению тяговых характеристик сопла маршевого ТРДД PW1000G, оптимизации компоновки маршевых ТРДД на крыле самолета МС-21 и изучения аэродинамической интерференции в компоновке крыло+пилон+сопло с имитацией реактивных струй двигателя на крейсерских режимах полета. Изготовлена модель изолированного двухконтурного сопла маршевого ТРДД с имитацией пилона подвески двигателя, предназначенная для испытаний. Проведено численное моделирование течений газа в двухконтурных соплах ТРДД большой степени двухконтурности (m~812). Расчетные исследования проведены при числах Маха набегающего потока М = 0, 0.25 и 0.80 на базе системы уравнений Рейнольдса. В результате проведенных расчетных исследований определены потери эффективной тяги сопл на крейсерских режимах полета самолета МС-21 и проведено сравнение тяговых характеристик двухконтурных сопл зарубежных и отечественных ТРДД. В частности показано, что присутствие воздухозаборника оказывает существенное влияние на внешнее сопротивление сопла на крейсерском режиме полета. Обтекание воздухозаборника приводит к уменьшению давления в районе миделя. Как следствие, сопротивление внешней обечайки сопла увеличивается на 20%, а эффективная тяга уменьшается на 1%. На внутренние характеристики сопла обтекание воздухозаборника практически не оказывает влияния. Проведен анализ отечественных и зарубежных исследований по интерференции системы «крыло – пилон – гондола – реактивное сопло» с целью оценки величины этой интерференции при наличии гондолы с протоком и реальной реактивной струи двухконтурных сопел ТРДД. Получены результаты по минимальному уровню потерь тяги в двухконтурных соплах с раздельным истечением потоков. Показаны основные критерии, определяющие уровень интерференционных эффектов в компоновке гондолы с крылом. Отмечено, что компоновка двигателей на самолете МС-21, находится в области параметров, близких к минимальному уровню отрицательной интерференции, характеризуемого выдвижением гондолы двигателей перед передней кромкой крыла на расстояние

Похожие:

	Федеральная целевая программа «Развитие транспортной системы России... Министерство транспорта Российской Федерации по подпрограмме «Развитие экспорта транспортных услуг», подпрограмме «Автомобильные...		Федеральная целевая программа «Развитие транспортной системы России... Министерство транспорта Российской Федерации по подпрограмме «Развитие экспорта транспортных услуг», подпрограмме «Автомобильные...
	Федеральная целевая программа "Развитие гражданской морской техники"... Министерство промышленности и энергетики Российской Федерации, Министерство транспорта Российской Федерации, Федеральное агентство...		Федеральная целевая программа «Культура России (2012-2018 годы)».... По направлению «капитальные вложения» проведение работ по строительству и реконструкции следующих объектов
	Федеральная целевая программа «Культура России (2012-2018 годы)»... Федеральная целевая программа «Культура России (2012–2018 годы)» утверждена постановлением Правительства Российской Федерации от...		5. Начальная (максимальная) цена государственного контракта (цена лота) Заказчик: Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
	Учебное пособие Петрозаводск «Карелия» 2002 Федеральная целевая программа «Культура России» Федеральная целевая программа «Культура России» (подпрограмма «Поддержка полиграфии и книгоиздания России»)		Программа развития свиноводства в Российской Федерации на период... Ведомственная целевая Программа «Развитие свиноводства в Российской Федерации на период 2006 – 2010 г г и до 2015 года»
	Программа (задача, мероприятие): Федеральная целевая программа «Развитие... Материалы, разработанные в соответствии со II этапом Государственного контракта №05. P14. 12. 0005 от 13 ноября 2014 г		Образовательная программа моу козловской сош на 2007/ 2010 учебные... Областная целевая программа «Развитие образования Воронежской области на 2006-2010 годы» (Постановление Воронежской областной Думы...
	Минпромторг россии Торжественное открытие (возглавляет руководство Министерства промышленности и торговли Российской Федерации и представители artplay...		Программа «Автомобильные дороги» федеральной целевой программы «Развитие... Подпрограммы, государственным заказчиком которых определен Росавтодор. При этом плановые показатели приняты в соответствии с редакцией...
	Отчет о реализации Плана мероприятий по противодействию коррупции... Российской Федерации, утвержденного приказом Минпромторга России от 19. 05. 2014 №944, по итогам 4 квартала 2015 года		Республиканская целевая программа "Развитие конкуренции в Республике... Республиканская целевая программа "Развитие конкуренции в Республике Мордовия" на 2010 2012 годы (далее Программа)
	Федеральная целевая программа «развитие физической культуры и спорта... Профилактика применения допингов в спорте: учебно-методиче­ский комплекс. – Часть I «Учебные материалы» // Автор состав.: Е. А. Ми­тин,...		Этапы и сроки реализации Программы Программно-целевые инструменты... Ведомственная целевая программа фмба россии "Медико-биологическое и медико-санитарное обеспечение спортсменов сборных команд Российской...